EP2853686A1 - Turbine blade and corresponding manufacturing method, stator, rotor, turbine and power plant - Google Patents

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EP2853686A1
EP2853686A1 EP13186408.4A EP13186408A EP2853686A1 EP 2853686 A1 EP2853686 A1 EP 2853686A1 EP 13186408 A EP13186408 A EP 13186408A EP 2853686 A1 EP2853686 A1 EP 2853686A1
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EP
European Patent Office
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turbine
platform
groove
turbine blade
blade
Prior art date
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Withdrawn
Application number
EP13186408.4A
Other languages
German (de)
French (fr)
Inventor
Andreas Böttcher
Olga Deiss
Thomas Grieb
Andreas Heilos
Patrick Lapp
Andreas Mann
Nicola Siebenborn
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Siemens AG
Original Assignee
Siemens AG
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Filing date
Publication date
Application filed by Siemens AG filed Critical Siemens AG
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Publication of EP2853686A1 publication Critical patent/EP2853686A1/en
Withdrawn legal-status Critical Current

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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/141—Shape, i.e. outer, aerodynamic form
    • F01D5/142—Shape, i.e. outer, aerodynamic form of the blades of successive rotor or stator blade-rows
    • F01D5/143—Contour of the outer or inner working fluid flow path wall, i.e. shroud or hub contour
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/80—Platforms for stationary or moving blades
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/20—Three-dimensional
    • F05D2250/29—Three-dimensional machined; miscellaneous
    • F05D2250/294—Three-dimensional machined; miscellaneous grooved
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/94—Functionality given by mechanical stress related aspects such as low cycle fatigue [LCF] of high cycle fatigue [HCF]
    • F05D2260/941—Functionality given by mechanical stress related aspects such as low cycle fatigue [LCF] of high cycle fatigue [HCF] particularly aimed at mechanical or thermal stress reduction
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Definitions

  • the invention relates to a turbine blade for a turbine with a fastening region and an adjoining platform region which comprises a platform on which an airfoil profiled in cross-section is arranged. It further relates to a method for producing such a turbine blade.
  • Turbine blades of the above type are used in turbines to convert the energy of a hot gas stream into rotary energy. They typically have an airfoil traversed by cavities for guiding cooling air, profiled in the manner of an aircraft wing, to which a platform adjoins in the longitudinal direction of the blade. The platform is followed by a typically configured in the manner of a tongue and groove connection attachment. The platform serves to seal the attachment area against the hot gas flowing in the turbine.
  • Such turbine blades are exposed to considerable mechanical loads. Especially at the same time high temperature and high speed, there is a high material stress of the blade material. As a result, cracks can form in the turbine blade, which spread over time with continued stress. Eventually, the turbine blade may fail, breaking or breaking fragments, which can cause significant damage downstream.
  • the object is achieved in that the turbine blade is poured and then introduced into a surface of the platform a closed groove.
  • the invention is based on the consideration that the blade platform represents a point of the turbine blade, which has particularly low short-term fatigue strength (low-cycle-fatigue), so that especially here cracks occur increasingly.
  • the introduction of additional cooling air holes for the film, impact or convective cooling of the platform is, however, by the blade geometry and other factors such.
  • B. position of the machine and small gaps between the blade tip and adjacent inner wall of the turbine difficult and also leads to increased cooling air consumption, which in turn reduces the efficiency of the turbine. Therefore, instead of completely avoiding cracks, the aim should be to limit crack propagation.
  • the propagation direction of a resulting crack on the platform is less predictable than on the airfoil itself. Therefore, a groove should be introduced into the surface of the platform after casting the blade to prevent the propagation of cracks in each direction.
  • the surface into which the groove is introduced faces the blade. This is namely, the surface, which also faces the hot gas duct during operation of the turbine, and at which thus also the largest thermal loads occur. Therefore, the formation of cracks is expected in particular here.
  • the groove is oval or circular or is introduced oval or circular.
  • a round or oval design of the groove is easy to introduce, for example by laser or by erosion, and on the other hand provides a symmetry in the propagation direction of a possible crack: Regardless of the direction of propagation, a round or oval groove provides the same resistance to further propagation.
  • the groove encloses a local maximum of the operational thermal load of the platform. This ensures that, during operation of the turbine, a crack is likely to occur within the confinement area of the groove, the propagation of which is then prevented by the groove. This maximum is advantageously determined before the introduction of the groove and the groove is then introduced accordingly. In this case, the determination of the thermal load of the platform can be done by means of model calculations, on the basis of which the local maxima are determined.
  • the groove is advantageously arranged in the side of the surface of the platform facing a profile trailing edge of the airfoil or is introduced there.
  • flat areas of the platform exist here, which are exposed to particularly high thermal loads. These are located on both the pressure side and the suction side of the turbine blade, the load on the pressure side is even higher.
  • the turbine blade advantageously has a coating comprising the groove.
  • the turbine blade is thus advantageously coated after the introduction of the groove. This allows the groove from overheating to be protected.
  • a thermally insulating coating is used, which forms a thermal barrier coating, for. From ZrO 2 or Y 2 O 4 ZrO 2.
  • a stator or rotor for a turbine advantageously comprises such a turbine blade or a turbine blade produced as a guide or moving blade.
  • the turbine blade can be used both in the compressor and in the turbine.
  • a turbine advantageously comprises such a stator and / or rotor.
  • the turbine is designed as a gas turbine.
  • the thermal and mechanical loads are particularly high, so that the described embodiment of the turbine blade offers particular advantages in terms of cooling and thus the efficiency.
  • a power plant advantageously comprises such a turbine.
  • FIG. 1 shows a turbine 100, here a gas turbine, in a longitudinal partial section.
  • a turbine 100 is a turbomachine that converts the internal energy (enthalpy) of a flowing fluid (liquid or gas) into rotational energy and ultimately into mechanical drive energy.
  • the gas turbine 100 has inside a rotatably mounted around a rotation axis 102 (axial direction) rotor 103, which is also referred to as a turbine runner.
  • a rotation axis 102 axial direction
  • rotor 103 which is also referred to as a turbine runner.
  • an intake housing 104 a compressor 105, a toroidal combustion chamber 110, in particular annular combustion chamber 106, with a plurality of coaxially arranged burners 107, a turbine 108 and the exhaust housing 109th
  • the annular combustion chamber 106 communicates with an annular hot gas channel 111.
  • Each turbine stage 112 is formed from two blade rings.
  • a row 125 of blades 115 is formed in the hot gas channel 111 of a row of guide vanes 115.
  • the vanes 120, 130 are profiled slightly curved, similar to an aircraft wing.
  • the vanes 130 are attached to the stator 143, whereas the blades 120 of a row 125 are mounted on the rotor 103 by means of a turbine disk 133.
  • the rotor blades 120 thus form components of the rotor or rotor 103.
  • Coupled to the rotor 103 is a generator or a working machine (not shown).
  • air 105 is sucked in and compressed by the compressor 105 through the intake housing 104.
  • the compressed air provided at the turbine-side end of the compressor 105 is supplied to the burners 107 where it is mixed with a fuel.
  • the mixture is then burned to form the working fluid 113 in the combustion chamber 110. From there, the working fluid 113 flows along the hot gas passage 111 past the vanes 130 and the blades 120.
  • the components exposed to the hot working medium 113 are subject to thermal loads during operation of the gas turbine 100.
  • the guide vanes 130 and rotor blades 120 of the first turbine stage 112, viewed in the direction of flow of the working medium 113, are subjected to the greatest thermal stress in addition to the heat shield bricks lining the annular combustion chamber 106.
  • the high loads make highly resilient materials necessary.
  • the turbine blades 120, 130 are therefore cast from titanium alloys, nickel superalloy, or tungsten-molybdenum alloys.
  • the heat-shield coating is called Thermal Barrier Coating or TBC for short.
  • Other measures to make the blades more resistant to heat consist of sophisticated cooling duct systems. This technique is used in both the guide and rotor blades 120, 130.
  • Each vane 130 has a vane foot (also not shown), also referred to as a platform, facing the inner casing 138 of the turbine 108 and a vane head opposite the vane root.
  • the Leitschaufelkopf faces the rotor 103 and fixed to a sealing ring 140 of the stator 143.
  • Each sealing ring 140 encloses the shaft of the rotor 103.
  • each blade has such a blade root, as in the following FIG. 3 is still shown, but ends in a blade tip.
  • FIG. 2 For example, the profile of a blade 120 in the region of the blade is shown.
  • the profile is similar to that of an aircraft wing. It has a rounded profile nose 144 and a profile trailing edge 146. Between the profile nose 144 and the profile trailing edge 146, the concave pressure side wall 148 and the convex suction side wall 150 of the rotor blade 120 extend. Between the pressure side wall 148 and the suction side wall 150, cooling air channels 152 are introduced, which run along the into the FIG. 2 extending longitudinal direction of the blade 120 and are delimited by ribs 154 from each other.
  • FIG. 3 shows the blade 120 in longitudinal section from the perspective of the profile nose 144. Shown are the pressure side wall 148 and the suction side wall 150 in the airfoil region 156. The blade region 156 is adjoined by the platform region 158 and the attachment region 160. In the platform area is arranged the already mentioned, transversely oriented platform 162, which serves to seal the rotor 103 against the hot gas. Below the platform 162 profilings are mounted in the attachment area, by means of which the blade 120 is fixed to the rotor 103 in the manner of a tongue and groove connection. A vane 130, in contrast, has on both sides a platform 162 and mounting areas in the longitudinal direction. Between pressure side wall 148 and the suction side wall 150, a rib 154 can be seen.
  • FIG. 4 shows a perspective view of the blade 120.
  • the viewer facing blade tip 164 has up to an interruption in the region of the profile trailing edge 146 an almost completely circumferential edge. This is to allow a controlled abrasion at a thermal expansion of the blade 120.
  • cooling air openings 166 are located in the trough formed by the rim.
  • FIG. 4 provides in particular a complete view of the platform 162. Temperature load distributions on the blade 120 were determined by means of thermodynamic model calculations. These are in the FIG. 4 shown by brightness gradations, especially dark areas represent a high thermal load. Using the model calculations, the two maxima 168 of the thermal load can be determined FIG. 4 are shown. These lie in the profile trailing edge 146 facing half of the platform 162nd
  • grooves 170 are introduced. These can also be made round and are introduced after the casting of the blade 120 by laser or by erosion, but before the above-mentioned coating of the blade 120.
  • the grooves 170 prevent the propagation of cracks, which arise in the region of the maxima 168.

Abstract

Eine Turbinenschaufel (120, 130) für eine Turbine (100) mit einem Befestigungsbereich (160) und einem sich daran anschließenden Plattformbereich (158), der eine Plattform (162) umfasst, an der ein im Querschnitt profiliertes Schaufelblatt angeordnet ist, soll vermittels technisch einfacher Maßnahmen eine höhere Lebensdauer aufweisen. Dazu ist in eine Oberfläche der Plattform (162) eine geschlossene Nut (170) eingebracht.A turbine blade (120, 130) for a turbine (100) with a mounting region (160) and a subsequent platform region (158), which comprises a platform (162) on which a profiled airfoil profiled in cross-section, is to be provided by means of technical means simple measures have a longer life. For this purpose, a closed groove (170) is introduced into a surface of the platform (162).

Description

Die Erfindung betrifft Turbinenschaufel für eine Turbine mit einem Befestigungsbereich und einem sich daran anschließenden Plattformbereich, der eine Plattform umfasst, an der ein im Querschnitt profiliertes Schaufelblatt angeordnet ist. Sie betrifft weiter ein Verfahren zur Herstellung einer derartigen Turbinenschaufel.The invention relates to a turbine blade for a turbine with a fastening region and an adjoining platform region which comprises a platform on which an airfoil profiled in cross-section is arranged. It further relates to a method for producing such a turbine blade.

Turbinenschaufeln der oben genannten Art dienen in Turbinen zur Umwandlung der Energie eines heißen Gasstroms in rotatorische Energie. Sie weisen typischerweise ein von Hohlräumen zur Führung von Kühlluft durchzogenes, in der Art einer Flugzeugtragfläche profiliertes Schaufelblatt auf, an das sich in Längsrichtung der Schaufel eine Plattform anschließt. An die Plattform schließt sich eine typischerweise in der Art einer Nut-Feder-Verbindung ausgestaltete Befestigung an. Die Plattform dient zur Abdichtung des Befestigungsbereichs gegen das in der Turbine strömende Heißgas.Turbine blades of the above type are used in turbines to convert the energy of a hot gas stream into rotary energy. They typically have an airfoil traversed by cavities for guiding cooling air, profiled in the manner of an aircraft wing, to which a platform adjoins in the longitudinal direction of the blade. The platform is followed by a typically configured in the manner of a tongue and groove connection attachment. The platform serves to seal the attachment area against the hot gas flowing in the turbine.

Solche Turbinenschaufeln sind erheblichen mechanischen Belastungen ausgesetzt. Gerade bei gleichzeitig hoher Temperatur und hoher Drehzahl kommt es zu einer hohen Materialbeanspruchung des Schaufelmaterials. Hierdurch können sich in der Turbinenschaufel Risse bilden, die sich im Laufe der Zeit bei fortgesetzter Beanspruchung ausbreiten. Schließlich kann es zu einem Versagen der Turbinenschaufel kommen, wobei diese zerbricht oder Bruchstücke herausgelöst werden, was stromabwärts zu erheblichen Beschädigungen führen kann.Such turbine blades are exposed to considerable mechanical loads. Especially at the same time high temperature and high speed, there is a high material stress of the blade material. As a result, cracks can form in the turbine blade, which spread over time with continued stress. Eventually, the turbine blade may fail, breaking or breaking fragments, which can cause significant damage downstream.

Aus der EP 1 508 399 A1 ist es bekannt, Schlitze in das Schaufelblatt einzubringen, die linear oder in rechten Winkeln angeordnet sind. Diese sollen die Ausbreitung von Rissen begrenzen, die im Bereich der Schaufelvorderkante entstehen. Lösungsvorschläge für entstehende Risse in anderen Bereichen werden nicht angeboten.From the EP 1 508 399 A1 It is known to introduce slots in the airfoil which are arranged linearly or at right angles. These are intended to limit the propagation of cracks that occur in the area of the blade leading edge. Solutions for cracks in other areas are not offered.

Es ist daher Aufgabe der Erfindung, eine Turbinenschaufel und ein Verfahren der eingangs genannten Art anzugeben, die vermittels technisch einfacher Maßnahmen eine höhere Lebensdauer aufweist bzw. erlaubt.It is therefore an object of the invention to provide a turbine blade and a method of the type mentioned, which has a longer life by means of technically simple measures or allowed.

Diese Aufgabe wird bezüglich der Turbinenschaufel erfindungsgemäß dadurch gelöst, dass in eine Oberfläche der Plattform eine geschlossene Nut eingebracht ist.This object is achieved with respect to the turbine blade according to the invention that in a surface of the platform a closed groove is introduced.

Bezüglich des Verfahrens wird die Aufgabe dadurch gelöst, dass die Turbinenschaufel gegossen und anschließend in eine Oberfläche der Plattform eine geschlossene Nut eingebracht wird.With regard to the method, the object is achieved in that the turbine blade is poured and then introduced into a surface of the platform a closed groove.

Die Erfindung geht dabei von der Überlegung aus, dass die Schaufelplattform eine Stelle der Turbinenschaufel darstellt, die besonders geringe Kurzzeitfestigkeit (low-cycle-fatigue) aufweist, so dass gerade hier Risse verstärkt auftreten. Das Einbringen zusätzlicher Kühlluftbohrungen für die Film-, Prall- oder konvektive Kühlung der Plattform ist jedoch durch die Schaufelgeometrie und andere Faktoren wie z. B. Position der Maschine und kleiner Spalten zwischen Laufschaufelspitze und angrenzender Innenwand der Turbine schwer möglich und führt zudem zu erhöhtem Kühlluftverbrauch, was wiederum den Wirkungsgrad der Turbine herabsetzt. Daher sollte anstatt einer vollständigen Vermeidung von Rissen eher eine Begrenzung der Rissausbreitung angestrebt werden. Die Ausbreitungsrichtung eines entstehenden Risses auf der Plattform ist jedoch schlechter voraussagbar als auf dem Schaufelblatt selbst. Daher sollte in die Oberfläche der Plattform nach dem Gießen der Schaufel eine Nut eingebracht werden, die die Ausbreitung von Rissen in jeder Richtung verhindert.The invention is based on the consideration that the blade platform represents a point of the turbine blade, which has particularly low short-term fatigue strength (low-cycle-fatigue), so that especially here cracks occur increasingly. The introduction of additional cooling air holes for the film, impact or convective cooling of the platform is, however, by the blade geometry and other factors such. B. position of the machine and small gaps between the blade tip and adjacent inner wall of the turbine difficult and also leads to increased cooling air consumption, which in turn reduces the efficiency of the turbine. Therefore, instead of completely avoiding cracks, the aim should be to limit crack propagation. However, the propagation direction of a resulting crack on the platform is less predictable than on the airfoil itself. Therefore, a groove should be introduced into the surface of the platform after casting the blade to prevent the propagation of cracks in each direction.

In vorteilhafter Ausgestaltung ist die Oberfläche, in die die Nut eingebracht wird, dem Schaufelblatt zugewandt. Dies ist nämlich die Oberfläche, die auch dem Heißgaskanal im Betrieb der Turbine zugewandt ist, und an der somit auch die größten thermischen Belastungen auftreten. Daher ist die Bildung von Rissen insbesondere hier zu erwarten.In an advantageous embodiment, the surface into which the groove is introduced faces the blade. This is namely, the surface, which also faces the hot gas duct during operation of the turbine, and at which thus also the largest thermal loads occur. Therefore, the formation of cracks is expected in particular here.

In weiterer vorteilhafter Ausgestaltung ist die Nut oval oder kreisförmig ist bzw. wird oval oder kreisförmig eingebracht. Eine runde oder ovale Ausführung der Nut ist einfach einzubringen, beispielsweise mittels Laser oder durch Erodieren, und bietet andererseits eine Symmetrie hinsichtlich der Ausbreitungsrichtung eines möglichen Risses: Unabhängig von der Ausbreitungsrichtung bietet eine runde oder ovale Nut den gleichen Widerstand gegenüber einer weiteren Ausbreitung.In a further advantageous embodiment, the groove is oval or circular or is introduced oval or circular. A round or oval design of the groove is easy to introduce, for example by laser or by erosion, and on the other hand provides a symmetry in the propagation direction of a possible crack: Regardless of the direction of propagation, a round or oval groove provides the same resistance to further propagation.

Vorteilhafterweise umschließt die Nut ein örtliches Maximum der betrieblichen thermalen Belastung der Plattform. Hierdurch wird sichergestellt, dass im Betrieb der Turbine ein Riss wahrscheinlich innerhalb des Umschließungsbereichs der Nut auftritt, dessen Ausbreitung dann durch die Nut verhindert wird. Dieses Maximum wird vorteilhafterweise vor dem Einbringen der Nut ermittelt und die Nut wird dann entsprechend eingebracht. Dabei kann die Ermittlung der thermalen Belastung der Plattform mittels Modellrechnungen erfolgen, anhand derer die lokalen Maxima bestimmt werden.Advantageously, the groove encloses a local maximum of the operational thermal load of the platform. This ensures that, during operation of the turbine, a crack is likely to occur within the confinement area of the groove, the propagation of which is then prevented by the groove. This maximum is advantageously determined before the introduction of the groove and the groove is then introduced accordingly. In this case, the determination of the thermal load of the platform can be done by means of model calculations, on the basis of which the local maxima are determined.

Die Nut ist vorteilhafterweise in der einer Profilhinterkante des Schaufelblatts zugewandten Seite der Oberfläche der Plattform angeordnet bzw. wird dort eingebracht. Insbesondere hier existieren nämlich flächige Bereiche der Plattform, die besonders hohen thermischen Belastungen ausgesetzt sind. Diese befinden sich sowohl auf der Druckseite als auch der Saugseite der Turbinenschaufel, wobei die Belastung auf der Druckseite noch höher ist.The groove is advantageously arranged in the side of the surface of the platform facing a profile trailing edge of the airfoil or is introduced there. In particular, flat areas of the platform exist here, which are exposed to particularly high thermal loads. These are located on both the pressure side and the suction side of the turbine blade, the load on the pressure side is even higher.

Die Turbinenschaufel weist vorteilhafterweise eine die Nut umfassende Beschichtung auf. Hinsichtlich des Verfahrens wird die Turbinenschaufel also vorteilhafterweise nach dem Einbringen der Nut beschichtet. Hierdurch kann die Nut vor Überhitzungen geschützt werden. Dazu kommt vorteilhafterweise eine thermisch isolierende Beschichtung zum Einsatz, die eine Wärmedämmschicht bildet, z. B. aus Zr02 oder Y204-Zr02.The turbine blade advantageously has a coating comprising the groove. With regard to the method, the turbine blade is thus advantageously coated after the introduction of the groove. This allows the groove from overheating to be protected. For this purpose, advantageously, a thermally insulating coating is used, which forms a thermal barrier coating, for. From ZrO 2 or Y 2 O 4 ZrO 2.

Ein Stator oder Rotor für eine Turbine umfasst vorteilhafterweise eine derartige Turbinenschaufel bzw. eine derart hergestellte Turbinenschaufel als Leit- bzw. Laufschaufel. Hierbei kann die Turbinenschaufel sowohl im Verdichter als auch in der Turbine zum Einsatz kommen.A stator or rotor for a turbine advantageously comprises such a turbine blade or a turbine blade produced as a guide or moving blade. In this case, the turbine blade can be used both in the compressor and in the turbine.

Eine Turbine umfasst vorteilhafterweise einen derartigen Stator und/oder Rotor.A turbine advantageously comprises such a stator and / or rotor.

Vorteilhafterweise ist die Turbine dabei als Gasturbine ausgelegt. Gerade in Gasturbinen sind die thermischen und mechanischen Belastungen besonders hoch, so dass die beschriebene Ausgestaltung der Turbinenschaufel besondere Vorteile hinsichtlich der Kühlung und damit auch des Wirkungsgrads bietet.Advantageously, the turbine is designed as a gas turbine. Especially in gas turbines, the thermal and mechanical loads are particularly high, so that the described embodiment of the turbine blade offers particular advantages in terms of cooling and thus the efficiency.

Eine Kraftwerksanlage umfasst vorteilhafterweise eine derartige Turbine.A power plant advantageously comprises such a turbine.

Die mit der Erfindung erzielten Vorteile bestehen insbesondere darin, dass durch die Einbringung einer geschlossenen Nut um die thermisch am höchsten belasteten Bereiche der Plattform eine übermäßige Ausbreitung von Rissen verhindert wird. Dies erhöht die Lebensdauer und führt zu geringerem Verschleiß und reduziertem Wartungsaufwand. Gleichzeitig erfordert diese Maßnahme vergleichsweise geringen technischen Aufwand und erlaubt eine kostengünstige Realisierung der genannten Vorteile. Sie ist zudem universell einsetzbar für Leitals auch Laufschaufeln der Turbine oder des Verdichters.The advantages achieved by the invention are, in particular, that the introduction of a closed groove around the thermally most heavily loaded areas of the platform prevents excessive propagation of cracks. This increases the service life and leads to less wear and reduced maintenance. At the same time this measure requires relatively little technical effort and allows a cost-effective implementation of the advantages mentioned. It is also universally applicable for Leitals and blades of the turbine or the compressor.

Ausführungsbeispiele der Erfindung werden anhand einer Zeichnung näher erläutert. Darin zeigen:

FIG 1
einen teilweisen Längsschnitt durch eine Gasturbine,
FIG 2
das Profil einer Laufschaufel,
FIG 3
einen Längsschnitt durch die Laufschaufel, und
FIG 4
eine perspektivische Ansicht der Laufschaufel mit Darstellung der thermischen Belastung und in die Plattform eingebrachten geschlossenen Nuten.
Embodiments of the invention will be explained in more detail with reference to a drawing. Show:
FIG. 1
a partial longitudinal section through a gas turbine,
FIG. 2
the profile of a blade,
FIG. 3
a longitudinal section through the blade, and
FIG. 4
a perspective view of the blade showing the thermal load and introduced into the platform closed grooves.

Gleiche Teile sind in allen Figuren mit denselben Bezugszeichen versehen.Identical parts are provided with the same reference numerals in all figures.

Die FIG 1 zeigt eine Turbine 100, hier eine Gasturbine, in einem Längsteilschnitt. Eine Turbine 100 ist eine Strömungsmaschine, welche die innere Energie (Enthalpie) eines strömenden Fluids (Flüssigkeit oder Gas) in Rotationsenergie und letztlich in mechanische Antriebsenergie umwandelt.The FIG. 1 shows a turbine 100, here a gas turbine, in a longitudinal partial section. A turbine 100 is a turbomachine that converts the internal energy (enthalpy) of a flowing fluid (liquid or gas) into rotational energy and ultimately into mechanical drive energy.

Die Gasturbine 100 weist im Inneren einen um eine Rotationsachse 102 (Axialrichtung) drehgelagerten Rotor 103 auf, der auch als Turbinenläufer bezeichnet wird. Entlang des Rotors 103 folgen aufeinander ein Ansauggehäuse 104, ein Verdichter 105, eine torusartige Brennkammer 110, insbesondere Ringbrennkammer 106, mit mehreren koaxial angeordneten Brennern 107, eine Turbine 108 und das Abgasgehäuse 109.The gas turbine 100 has inside a rotatably mounted around a rotation axis 102 (axial direction) rotor 103, which is also referred to as a turbine runner. Along the rotor 103 successively follow an intake housing 104, a compressor 105, a toroidal combustion chamber 110, in particular annular combustion chamber 106, with a plurality of coaxially arranged burners 107, a turbine 108 and the exhaust housing 109th

Die Ringbrennkammer 106 kommuniziert mit einem ringförmigen Heißgaskanal 111. Dort bilden beispielsweise vier hintereinander geschaltete Turbinenstufen 112 die Turbine 108. Jede Turbinenstufe 112 ist aus zwei Schaufelringen gebildet. In Strömungsrichtung eines Arbeitsmediums 113 gesehen folgt im Heißgaskanal 111 einer Leitschaufelreihe 115 eine aus Laufschaufeln 120 gebildete Reihe 125. Die Schaufeln 120, 130 sind leicht gekrümmt profiliert, ähnlich einer Flugzeugtragfläche.The annular combustion chamber 106 communicates with an annular hot gas channel 111. There, for example, four turbine stages 112 connected in series form the turbine 108. Each turbine stage 112 is formed from two blade rings. When viewed in the direction of flow of a working medium 113, a row 125 of blades 115 is formed in the hot gas channel 111 of a row of guide vanes 115. The vanes 120, 130 are profiled slightly curved, similar to an aircraft wing.

Die Leitschaufeln 130 sind dabei am Stator 143 befestigt, wohingegen die Laufschaufeln 120 einer Reihe 125 mittels einer Turbinenscheibe 133 am Rotor 103 angebracht sind. Die Laufschaufeln 120 bilden somit Bestandteile des Rotors oder Läufers 103. An dem Rotor 103 angekoppelt ist ein Generator oder eine Arbeitsmaschine (nicht dargestellt).The vanes 130 are attached to the stator 143, whereas the blades 120 of a row 125 are mounted on the rotor 103 by means of a turbine disk 133. The rotor blades 120 thus form components of the rotor or rotor 103. Coupled to the rotor 103 is a generator or a working machine (not shown).

Während des Betriebes der Gasturbine 100 wird vom Verdichter 105 durch das Ansauggehäuse 104 Luft 135 angesaugt und verdichtet. Die am turbinenseitigen Ende des Verdichters 105 bereitgestellte verdichtete Luft wird zu den Brennern 107 geführt und dort mit einem Brennmittel vermischt. Das Gemisch wird dann unter Bildung des Arbeitsmediums 113 in der Brennkammer 110 verbrannt. Von dort aus strömt das Arbeitsmedium 113 entlang des Heißgaskanals 111 vorbei an den Leitschaufeln 130 und den Laufschaufeln 120.During operation of the gas turbine 100, air 105 is sucked in and compressed by the compressor 105 through the intake housing 104. The compressed air provided at the turbine-side end of the compressor 105 is supplied to the burners 107 where it is mixed with a fuel. The mixture is then burned to form the working fluid 113 in the combustion chamber 110. From there, the working fluid 113 flows along the hot gas passage 111 past the vanes 130 and the blades 120.

Dem Fluidstrom wird durch die möglichst wirbelfreie laminare Umströmung der Turbinenschaufeln 120, 130 ein Teil seiner inneren Energie entzogen, der auf die Laufschaufeln 120 der Turbine 108 übergeht. Über diese wird dann der Rotor 103 in Drehung versetzt, wodurch zunächst der Verdichter 105 angetrieben wird. Die nutzbare Leistung wird an die nicht dargestellte Arbeitsmaschine abgegeben.A part of its internal energy is removed from the fluid flow through the turbulence-free as possible laminar flow around the turbine blades 120, 130, which merges with the rotor blades 120 of the turbine 108. About this then the rotor 103 is rotated, whereby initially the compressor 105 is driven. The usable power is delivered to the work machine, not shown.

Die dem heißen Arbeitsmedium 113 ausgesetzten Bauteile unterliegen während des Betriebes der Gasturbine 100 thermischen Belastungen. Die Leitschaufeln 130 und Laufschaufeln 120 der in Strömungsrichtung des Arbeitsmediums 113 gesehen ersten Turbinenstufe 112 werden neben den die Ringbrennkammer 106 auskleidenden Hitzeschildsteinen am meisten thermisch belastet. Die hohen Belastungen machen höchstbelastbare Werkstoffe erforderlich.The components exposed to the hot working medium 113 are subject to thermal loads during operation of the gas turbine 100. The guide vanes 130 and rotor blades 120 of the first turbine stage 112, viewed in the direction of flow of the working medium 113, are subjected to the greatest thermal stress in addition to the heat shield bricks lining the annular combustion chamber 106. The high loads make highly resilient materials necessary.

Die Turbinenschaufeln 120, 130 werden daher aus Titan-Legierungen, Nickel-Superlegierung oder Wolfram-Molybdän-Legierungen gegossen. Die Schaufeln werden für höhere Resistenz gegen Temperaturen so wie Erosion wie zum Beispiel Lochfraß, auch bekannt unter "pitting corrosion", durch Beschichtungen gegen Korrosion (MCrAlX; M = Fe, Co, Ni, Seltene Erden) und Wärme (Wärmedämmschicht, beispielsweise Zr02, Y204-Zr02) geschützt. Die Beschichtung zur Hitzeabschirmung wird Thermal Barrier Coating bzw. kurz TBC genannt. Weitere Maßnahmen, um die Schaufeln hitzeresistenter zu machen, bestehen in ausgeklügelten Kühlkanalsystemen. Diese Technik wird sowohl in den Leit- als auch in den Laufschaufeln 120, 130 angewendet.The turbine blades 120, 130 are therefore cast from titanium alloys, nickel superalloy, or tungsten-molybdenum alloys. The blades are used for higher resistance Temperatures such as erosion such as pitting, also known as "pitting corrosion", are protected by coatings against corrosion (MCrAlX, M = Fe, Co, Ni, rare earths) and heat (thermal barrier coating, eg ZrO2, Y204-ZrO2). The heat-shield coating is called Thermal Barrier Coating or TBC for short. Other measures to make the blades more resistant to heat consist of sophisticated cooling duct systems. This technique is used in both the guide and rotor blades 120, 130.

Jede Leitschaufel 130 weist einen auch als Plattform bezeichneten, dem Innengehäuse 138 der Turbine 108 zugewandten Leitschaufelfuß (hier nicht dargestellt) und einen dem Leitschaufelfuß gegenüberliegenden Leitschaufelkopf auf. Der Leitschaufelkopf ist dem Rotor 103 zugewandt und an einem Dichtring 140 des Stators 143 festgelegt. Jeder Dichtring 140 umschließt dabei die Welle des Rotors 103. Ebenso weist jede Laufschaufel einen derartigen Laufschaufelfuß auf, wie in der folgenden FIG 3 noch dargestellt wird, endet jedoch in einer Laufschaufelspitze.Each vane 130 has a vane foot (also not shown), also referred to as a platform, facing the inner casing 138 of the turbine 108 and a vane head opposite the vane root. The Leitschaufelkopf faces the rotor 103 and fixed to a sealing ring 140 of the stator 143. Each sealing ring 140 encloses the shaft of the rotor 103. Likewise, each blade has such a blade root, as in the following FIG. 3 is still shown, but ends in a blade tip.

In FIG 2 ist beispielhaft das Profil einer Laufschaufel 120 im Bereich des Schaufelblatts gezeigt. Das Profil ähnelt dem einer Flugzeugtragfläche. Es weist eine abgerundete Profilnase 144 und eine Profilhinterkante 146 auf. Zwischen Profilnase 144 und Profilhinterkante 146 erstrecken sich die konkave Druckseitenwand 148 und die konvexe Saugseitenwand 150 der Laufschaufel 120. Zwischen Druckseitenwand 148 und Saugseitenwand 150 sind Kühlluftkanäle 152 eingebracht, die sich entlang der in die FIG 2 hineinführenden Längsrichtung der Laufschaufel 120 erstrecken und durch Rippen 154 voneinander abgegrenzt sind.In FIG. 2 For example, the profile of a blade 120 in the region of the blade is shown. The profile is similar to that of an aircraft wing. It has a rounded profile nose 144 and a profile trailing edge 146. Between the profile nose 144 and the profile trailing edge 146, the concave pressure side wall 148 and the convex suction side wall 150 of the rotor blade 120 extend. Between the pressure side wall 148 and the suction side wall 150, cooling air channels 152 are introduced, which run along the into the FIG. 2 extending longitudinal direction of the blade 120 and are delimited by ribs 154 from each other.

FIG 3 zeigt die Laufschaufel 120 im Längsschnitt aus Sicht der Profilnase 144. Gezeigt sind die Druckseitenwand 148 und die Saugseitenwand 150 im Schaufelblattbereich 156. An den Schaufelbereich 156 schließen sich der Plattformbereich 158 und der Befestigungsbereich 160 an. Im Plattformbereich ist die bereits angesprochene, quer ausgerichtete Plattform 162 angeordnet, die zur Abdichtung des Rotors 103 gegen das Heißgas dient. Unterhalb der Plattform 162 sind im Befestigungsbereich Profilierungen angebracht, mittels derer die Laufschaufel 120 am Rotor 103 in der Art einer Nut-Feder-Verbindung fixiert wird. Eine Leitschaufel 130 weist im Gegensatz dazu in Längsrichtung beiderseits eine Plattform 162 und Befestigungsbereiche auf. Zwischen Druckseitenwand 148 und die Saugseitenwand 150 ist eine Rippe 154 erkennbar. FIG. 3 shows the blade 120 in longitudinal section from the perspective of the profile nose 144. Shown are the pressure side wall 148 and the suction side wall 150 in the airfoil region 156. The blade region 156 is adjoined by the platform region 158 and the attachment region 160. In the platform area is arranged the already mentioned, transversely oriented platform 162, which serves to seal the rotor 103 against the hot gas. Below the platform 162 profilings are mounted in the attachment area, by means of which the blade 120 is fixed to the rotor 103 in the manner of a tongue and groove connection. A vane 130, in contrast, has on both sides a platform 162 and mounting areas in the longitudinal direction. Between pressure side wall 148 and the suction side wall 150, a rib 154 can be seen.

FIG 4 zeigt eine perspektivische Ansicht der Laufschaufel 120. Die dem Betrachter zugewandte Schaufelspitze 164 weist bis auf eine Unterbrechung im Bereich der Profilhinterkante 146 einen fast vollständig umlaufenden Rand auf. Dieser soll einen kontrollierten Abrieb bei einer Wärmeausdehnung der Laufschaufel 120 erlauben. Weiterhin befinden sich in der durch den Rand gebildeten Wanne Kühlluftöffnungen 166. FIG. 4 shows a perspective view of the blade 120. The viewer facing blade tip 164 has up to an interruption in the region of the profile trailing edge 146 an almost completely circumferential edge. This is to allow a controlled abrasion at a thermal expansion of the blade 120. Furthermore, cooling air openings 166 are located in the trough formed by the rim.

Die FIG 4 gewährt insbesondere eine vollständigen Blick auf die Plattform 162. Mittels thermodynamischer Modellrechnungen wurden Temperaturbelastungsverteilungen auf der Laufschaufel 120 ermittelt. Diese sind in der FIG 4 durch Helligkeitsabstufungen gezeigt, wobei besonders dunkle Bereiche eine hohe thermische Belastung darstellen. Mittels der Modellrechnungen lassen sich so die beiden Maxima 168 der thermischen Belastung ermitteln, die in FIG 4 dargestellt sind. Diese liegen in der der Profilhinterkante 146 zugewandten Hälfte der Plattform 162.The FIG. 4 provides in particular a complete view of the platform 162. Temperature load distributions on the blade 120 were determined by means of thermodynamic model calculations. These are in the FIG. 4 shown by brightness gradations, especially dark areas represent a high thermal load. Using the model calculations, the two maxima 168 of the thermal load can be determined FIG. 4 are shown. These lie in the profile trailing edge 146 facing half of the platform 162nd

Um jedes der Maxima 168 sind ovale Nuten 170 eingebracht. Diese können auch rund gefertigt sein und werden nach dem Gießen der Laufschaufel 120 mittels Laser oder durch Erodieren eingebracht, allerdings vor der oben genannten Beschichtung der Laufschaufel 120. Die Nuten 170 verhindern eine Ausbreitung von Rissen, die im Bereich der Maxima 168 entstehen.To each of the maxima 168 oval grooves 170 are introduced. These can also be made round and are introduced after the casting of the blade 120 by laser or by erosion, but before the above-mentioned coating of the blade 120. The grooves 170 prevent the propagation of cracks, which arise in the region of the maxima 168.

Die beschriebene Struktur, insbesondere die Nuten 170 im Plattformbereich 158 wurde am Beispiel einer Laufschaufel 120 erläutert. Ebensolche Strukturen mit Nuten 170 können auch entsprechend in Leitschaufeln 130 vorgesehen sein.The described structure, in particular the grooves 170 in the platform region 158, has been described using the example of a rotor blade 120 explained. Such structures with grooves 170 may also be provided correspondingly in vanes 130.

Claims (15)

Turbinenschaufel (120, 130) für eine Turbine (100) mit einem Befestigungsbereich (160) und einem sich daran anschließenden Plattformbereich (158), der eine Plattform (162) umfasst, an der ein im Querschnitt profiliertes Schaufelblatt angeordnet ist,
dadurch gekennzeichnet, dass
in eine Oberfläche der Plattform (162) eine geschlossene Nut (170) eingebracht ist.A turbine blade (120, 130) for a turbine (100) having a mounting portion (160) and an adjoining platform portion (158) including a platform (162) on which a cross-sectional profiled airfoil is disposed,
characterized in that
in a surface of the platform (162) has a closed groove (170) is introduced. Turbinenschaufel (120, 130) nach Anspruch 1,
bei der die Oberfläche dem Schaufelblatt zugewandt ist.Turbine blade (120, 130) according to claim 1,
wherein the surface faces the airfoil. Turbinenschaufel (120, 130) nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
bei der die Nut (170) oval oder kreisförmig ist.Turbine blade (120, 130) according to one of the preceding claims,
wherein the groove (170) is oval or circular. Turbinenschaufel (120, 130) nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
bei dem die Nut (170) ein örtliches Maximum (168) der betrieblichen thermalen Belastung der Plattform (162) umschließt.Turbine blade (120, 130) according to one of the preceding claims,
wherein the groove (170) encloses a local maximum (168) of the operational thermal load of the platform (162). Turbinenschaufel (120, 130) nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
bei der die Nut (170) in der einer Profilhinterkante (146) des Schaufelblatts zugewandten Seite der Oberfläche der Plattform (162) angeordnet ist.Turbine blade (120, 130) according to one of the preceding claims,
wherein the groove (170) is disposed in the side of the surface of the platform (162) facing a trailing edge (146) of the airfoil. Turbinenschaufel (120, 130) nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
die eine die Nut (170) umfassende Beschichtung aufweist.Turbine blade (120, 130) according to one of the preceding claims,
which has a coating comprising the groove (170). Verfahren zur Herstellung einer Turbinenschaufel (120, 130) für eine Turbine (100) mit einem Befestigungsbereich (160) und einem sich daran anschließenden Plattformbereich (158), der eine Plattform (162) umfasst, an der ein im Querschnitt profiliertes Schaufelblatt angeordnet ist, dadurch gekennzeichnet, dass
die Turbinenschaufel (120, 130) gegossen und anschließend in eine Oberfläche der Plattform (162) eine geschlossene Nut (170) eingebracht wird.A method of making a turbine blade (120, 130) for a turbine (100) having a mounting portion (160) and a subsequent platform portion (158) including a platform (162) on which a cross-sectional profiled airfoil is disposed, characterized in that
the turbine blade (120, 130) is poured and then in a surface of the platform (162) a closed groove (170) is introduced. Verfahren nach Anspruch 7,
bei der die Oberfläche dem Schaufelblatt zugewandt ist.Method according to claim 7,
wherein the surface faces the airfoil. Verfahren nach Anspruch 7 oder 8,
bei der die Nut (170) oval oder kreisförmig eingebracht wird.Method according to claim 7 or 8,
in which the groove (170) is introduced oval or circular. Verfahren nach einem der Ansprüche 7 bis 9,
bei dem zunächst ein örtliches Maximum (168) der betrieblichen thermalen Belastung der Plattform (162) ermittelt wird und die Nut (170) das örtliche Maximum (168) umschließend eingebracht wird.Method according to one of claims 7 to 9,
in which first a local maximum (168) of the operational thermal load of the platform (162) is determined and the groove (170) is introduced enclosing the local maximum (168). Verfahren nach einem der Ansprüche 7 bis 10,
bei dem die Nut (170) in die einer Profilhinterkante (146) des Schaufelblatts zugewandte Seite der Oberfläche der Plattform (162) eingebracht wird.Method according to one of claims 7 to 10,
in which the groove (170) is introduced into the side of the surface of the platform (162) facing a profile trailing edge (146) of the airfoil. Verfahren nach einem Ansprüche 7 bis 11,
bei dem die Turbinenschaufel (120, 130) nach dem Einbringen der Nut (170) beschichtet wird.Method according to one of claims 7 to 11,
in which the turbine blade (120, 130) is coated after the insertion of the groove (170). Stator (143) oder Rotor (103) für eine Turbine (100) mit einer Turbinenschaufel (120, 130) nach einem der Ansprüche 1 bis 6 und/oder einer Turbinenschaufel (120, 130), hergestellt mit dem Verfahren nach einem der Ansprüche 7 bis 12.Stator (143) or rotor (103) for a turbine (100) with a turbine blade (120, 130) according to one of claims 1 to 6 and / or a turbine blade (120, 130), produced by the method according to one of claims 7 until 12. Turbine (100),
insbesondere Gasturbine (100) mit einem Stator (143) und/oder Rotor (103) nach Anspruch 7.Turbine (100),
in particular gas turbine (100) with a stator (143) and / or rotor (103) according to claim 7. Kraftwerksanlage mit einer Turbine (100) nach Anspruch 14.Power plant with a turbine (100) according to claim 14.
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